一种基于星间距离的相对轨道要素确定方法技术

本发明专利技术公开了一种基于星间距离的相对轨道要素确定方法，该方法包括有：步骤一，获取两颗卫星在一个采样周期内的星间距离的四个极值；步骤二，制定相对距离同相对轨道要素之间的关系；步骤三，制定星间距极值误差同相对轨道要素误差之间的映射关系，然后利用相对轨道要素误差解析出相对半长轴、相对倾角的误差，从而获得相对轨道要素。本方法是在编队飞行相对运动学方程基础上，将复杂的三维空间运动转化为在二维平面内运动的技术方案；将星间距的实际值与标称值之间的误差与相对轨道要素的实际值与标称值之间的误差转换为线性关系表征，能够通过星间距的实际值与标称值之间的误差来直接确定出相对轨道要素的实际值与标称值之间的误差。

【技术实现步骤摘要】
一种基于星间距离的相对轨道要素确定方法
本专利技术涉及一种卫星编队飞行的相对轨道要素确定方法，更特别地说，是采用主星、从星之间的四个相对距离来确定相对轨道要素。
技术介绍
作者余金培于2004年3月出版的《现代小卫星技术与应用》，在“3.小卫星系统”中公开了一般卫星系统的组成，如图1所示。星载计算机也称星务计算机，负责星上数据与程序的存储、处理以及各分系统的协调管理。GPS接收机是接收全球定位系统卫星信号并确定地面空间位置的仪器。卫星编队飞行系统在飞行过程中需要保持一定的构型，但由于受到地球扁率、大气阻力和太阳光压等摄动因素的影响，编队卫星的轨道要素会不断地发生变化，对于长期的编队飞行任务，必须基于轨道要素的变化对系统进行必要的轨道维持，否则，编队飞行系统将会失去最初的设计构型，并最终导致任务的失败。对编队飞行系统内卫星的实际相对轨道要素的确定，通常是借助某种技术手段测量相对位置和相对速度信息，并利用他们与相对轨道要素之间的关系，确定编队飞行系统在轨飞行时的实际相对轨道要素，再通过减去相应的标称值而得到误差，并据此在一定精度范围内消除这些误差，从而实现编队飞行系统构型的长期保持。然而，以往的这种确定相对轨道要素误差的方法，是直接利用换算关系得到的实际轨道要素后，再同标称值作比较。这种直接作差而得到误差的方法精度不高，并且测量信息过多，对星上测量装置提出了较高的要求。因此，如何充分利用星上测量信息，设计出一种简单、有效并具有较高精度的确定卫星编队系统的相对轨道要素误差的方法，是工程上所迫切需要的，但以往众多学者在研究中并未明确给出解决该问题的方法。专利技术内容在本专利技术中，利用卫星在一个采样周期内实时采集到的星间相对距离(即星间距)数据有最大值、次最大值、次最小值和最小值，并将这些数据作为本专利技术确定编队飞行系统相对轨道要素方法的输入所需量。本专利技术公开了一种仅根据编队飞行系统内卫星星间距离的四个极值即可得到编队飞行系统相对轨道要素的方法。在编队飞行系统主星轨道坐标系中，编队卫星径向相对运动远小于沿迹向和轨道面法向相对运动。因此，本方法将编队卫星的三维空间运动简化为平面内的二维运动，并给出了实际星间距与其标称值的误差同相对轨道要素之间的一种映射关系。不同于传统卫星相对位置确定方法中需要依靠地面站或GPS等第三方信号源来确定相对轨道要素的方法，本方法只需要通过对实际星间距离与其标称值之间的误差同实际相对轨道要素与其标称值误差之间的映射关系进行解算，即可确定实际相对轨道要素与标称值的误差，进而结合相对轨道要素的设计标称值来确定实际相对轨道要素。本专利技术的一种基于星间距离的相对轨道要素确定方法，在编队飞行卫星群中，若干个从星F围绕主星M做相对运动，主星M的星载计算机接收GPS接收机输出的在一个采样周期内的星间距；其特征在于基于星间距离的相对轨道要素确定包括有下列步骤：步骤一，获取星间间距的极值；无摄动情况下的星间距最大值和最小值一个采样周期T里将采集的多个星间距；步骤二，制定星间距同相对轨道要素之间的关系；在无摄动情况的主星轨道坐标系M-XMYMZM下，主星M与从星F在所述M-XMYMZM下的星间距表示为：Δy标称＝a标称(ΔΩ×sini标称×cosuM-Δi×sinuM)Δz标称＝a标称(Δex×cosuM+Δey×sinuM)在编队飞行过程中，主星M与从星F在主星轨道坐标系M-XMYMZM下的星间距表示为：Δy实际＝aM(ΔΩ×siniM×cosuM-Δi×sinuM)Δz实际＝aM(Δex×cosuM+Δey×sinuM)步骤三，制定星间距实际值与标称值之间的误差和相对轨道要素实际值与标称值之间的误差的映射关系；在本专利技术中，考虑编队飞行系统分别在“无摄动”和“有摄动”情况下，给出了编队飞行系统的构型简化关系(如图4A、图4B、图5所示)，并基于相对运动学方程先后给出了在无摄动情况下，标称星间距的最大值和最小值与标称情况下的相对轨道要素之间的映射关系。在此基础上，考虑摄动情况下时，即直接利用变分方法，对原标称值(星间距和相对轨道要素)取变分，即表示实际值与标称值之间的误差，这样就可以得到星间距实际值与标称值之间的误差和相对轨道要素实际值与标称值之间的误差的映射关系。通过直接表示星间距误差同相对轨道要素这两类误差之间的关系，可减小数据处理时的系统误差，从而最终提高相对轨道要素的确定精度。本专利技术根据编队卫星系统的实时星间距，提出一种简单并能够较为精确地得到卫星相对轨道要素的方法，具备较高的工程应用价值。该方法直接根据能够直接由卫星上装置测量得到的星间距数据的变化，利用实际的最大值(次最大值)、实际的最小值(次最小值)分别对应地同最大值标称值、最小值标称值作差。在基于相对运动学方程进行的工程简化实现上，直接可由星间距误差得到相对轨道要素的误差，并加上标称值，即能够得到实际飞行时的相对轨道要素。本专利技术提出的编队飞行的相对轨道要素确定方法优点在于：①在编队飞行相对运动学方程基础上，通过有效地工程简化，将复杂的三维空间问题转化为二维平面问题，直接利用变分法，将实际星间距与标称值的误差直接和实际相对轨道要素与其标称值的误差联系起来，便于确定误差。②本专利技术所提出的方法是由星间距的误差变化得到相对轨道要素的误差变化，而不同于传统方法中直接通过实际星间距得到实际的相对轨道要素，然后再与标称值比较得到误差，从而提高了对误差确定的计算精度。③通过分析由编队飞行系统的实时测量得到的星间距变化曲线，可以直观地分析出编队卫星相对轨道要素的变化情况，从而为轨控策略的制定提供依据。附图说明图1为传统一般卫星系统的结构框图。图2为地心坐标系与主星轨道坐标系的关系示意图。图3为星间距随编队飞行时间的变化关系示意图。图4A为无摄动情况下编队飞行系统在赤道位置时的标称构型平面示意图。图4B为无摄动情况下编队飞行系统在两极位置时的标称构型平面示意图。图5为实际编队飞行系统的星间距变化示意图。具体实施方式下面将结合附图和实施例对本专利技术做进一步的详细说明。一般地，在编队飞行卫星群中，若干个伴随卫星围绕中心卫星做相对运动。本专利技术中以两颗卫星组成的编队为研究对象，并将它们分为主星和从星。在图2中，将主星M的运行轨道称为参考轨道。以主星M的质心为坐标原点，由原点指向地心的方向为ZM轴，参考轨道面的负法线方向为YM轴，XM轴方向由YM和ZM方向根据右手法则确定，并指向飞行方向。参见图1所示，卫星系统中的星载计算机用于负责星上数据与程序的存储、处理以及各分系统的协调管理。卫星系统中的GPS接收机通过天线接收其它卫星的位置信息。参见图2、图3所示，一般地，在编队飞行卫星群中，若干个伴随卫星(也称从星)围绕中心卫星(也称主星)做相对运动。主星的星载计算机接收GPS接收机输出的在一个采样周期内的星间距L实际。在本专利技术中，星载计算机仅依据选取出的四个星间距极值来确定编队飞行的卫星间实际的相对轨道要素。如图3所示，所述的四个星间距极值分别是指两星之间的最大星间距次大星间距最小星间距和次小星间距步骤一，获取星间间距的极值；参见图3所示，在本专利技术中，编队飞行时间记为T飞行，在所述T飞行里存在有多个采样周期T，在所述T里存在有多个时间采样点t采样，前一个时间采样点记为t前，后本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于星间距离的相对轨道要素确定方法，在编队飞行卫星群中，若干个从星F围绕主星M做相对运动，主星M的星载计算机接收GPS接收机输出的在一个采样周期内的星间距；其特征在于基于星间距离的相对轨道要素确定包括有下列步骤：步骤一，获取星间间距的极值；无摄动情况下的星间距最大值和最小值一个采样周期T里将采集的多个星间距；步骤二，制定星间距同相对轨道要素之间的关系；在无摄动情况的主星轨道坐标系M‑XMYMZM下，主星M与从星F在所述M‑XMYMZM下的星间距表示为：Δy标称＝a标称(ΔΩ×sini标称×cosuM‑Δi×sinuM)            (1) Δz标称＝a标称(Δex×cosuM+Δey×sinuM)Δx标称表示星间距在主星轨道坐标系M‑XMYMZM的XM轴上的投影；Δy标称表示星间距在主星轨道坐标系M‑XMYMZM的YM轴上的投影；Δz标称表示星间距在主星轨道坐标系M‑XMYMZM的ZM轴上的投影。在卫星的编队飞行中，将主星用符号M表示，从星用符合F表示，依据相对轨道要素，则有：(一)半长轴主星M的轨道半长轴记为aM，从星F的轨道半长轴记为aF，单位为米；因此，从星F与主星M之间的相对半长轴记为Δa，即Δa＝aF‑aM。在无摄动情况下aF＝aM，记为a标称。(二)偏心率主星M的轨道偏心率记为eM，从星F的轨道偏心率记为eF，单位为无量纲；因此，从星F与主星M在轨道要素定义的坐标系的xi轴上的偏心率记为相对偏心率矢量记为Δex，即Δex＝eFcosωF‑eMcosωM；从星F与主星M在轨道要素定义的坐标系的yi轴 上的偏心率记为相对偏心率矢量记为Δey，即Δey＝eFsinωF‑eMsinωM。在无摄动情况下eF＝eM，记为e标称。(三)近地点幅角主星M的近地点幅角记为ωM，从星F的近地点幅角记为ωF，单位为度；因此，从星F与主星M之间的相对近地点幅角记为Δω，即Δω＝ωF‑ωM。在无摄动情况下ωF＝ωM，记为ω标称。(四)倾角主星M的轨道倾角记为iM，从星F的轨道倾角记为iF，单位为度；因此，从星F与主星M之间的相对倾角记为Δi，即Δi＝iF‑iM。在无摄动情况下iF＝iM，记为i标称。(五)纬度幅角主星M的纬度幅角记为uM，从星F的纬度幅角记为uF，单位为度；因此，从星F与主星M之间的相对纬度幅角记为Δu，即Δu＝uF‑uM。(六)升交点赤经主星M的轨道升交点赤经记为ΩM，从星F的轨道升交点赤经记为ΩF，单位为度；因此，从星F与主星M之间的相对轨道升交点赤经记为ΔΩ，即ΔΩ＝ΩF‑ΩM。在编队飞行过程中，主星M与从星F在主星轨道坐标系M‑XMYMZM下的星间距表示为：Δy实际＝aM(ΔΩ×siniM×cosuM‑Δi×sinuM)      (2) Δz实际＝aM(Δex×cosuM+Δey×sinuM)Δx实际表示星间距在主星轨道坐标系M‑XMYMZM的XM轴上的投影；Δy实际表示星间距在主星轨道坐标系M‑XMYMZM的YM轴上的投影；Δz实际表示星间距在主星轨道坐标系M‑XMYMZM的ZM轴上的投影。步骤三，制定星间距实际值与标称值之间的误差和相对轨道要素实际值与标称值之间的误差的映射关系。...

【技术特征摘要】
1.一种基于星间距离的相对轨道要素确定方法，在编队飞行卫星群中，若干个从星F围绕主星M做相对运动，主星M的星载计算机接收GPS接收机输出的在一个采样周期内的星间距；其特征在于基于星间距离的相对轨道要素确定包括有下列步骤：步骤一，获取星间间距的极值；无摄动情况下的星间距最大值和最小值一个采样周期T里将采集的多个星间距；步骤二，制定星间距同相对轨道要素之间的关系；在无摄动情况的主星轨道坐标系M-XMYMZM下，主星M与从星F在所述M-XMYMZM下的星间距表示为：Δx标称表示星间距在主星轨道坐标系M-XMYMZM的XM轴上的投影；Δy标称表示星间距在主星轨道坐标系M-XMYMZM的YM轴上的投影；Δz标称表示星间距在主星轨道坐标系M-XMYMZM的ZM轴上的投影；在卫星的编队飞行中，将主星用符号M表示，从星用符合F表示，依据相对轨道要素，则有：(一)半长轴主星M的轨道半长轴记为aM，从星F的轨道半长轴记为aF，单位为米；因此，从星F与主星M之间的相对半长轴记为Δa，即Δa＝aF-aM；在无摄动情况下aF＝aM，记为a标称；(二)偏心率主星M的轨道偏心率记为eM，从星F的轨道偏心率记为eF，单位为无量纲；因此，从星F与主星M在轨道要素定义的坐标系的xi轴上的偏心率记为相对偏心率矢量记为Δex，即Δex＝eFcosωF-eMcosωM；从星F与主星M在轨道要素定义的坐标系的yi轴上的偏心率记为相对偏心率矢量记为Δey，即Δey＝eFsinωF-eMsinωM；在无摄动情况下eF＝eM，记为e标称；(三)近地点幅角主星M的近地点幅角记为ωM，从星F的近地点幅角记为ωF，单位为度；因此，从星F与主星M之间的相对近地点幅角记为Δω，即Δω＝ωF-ωM；在无摄动情况下ωF＝ωM，记为ω标称；(四)倾角主星M的轨道倾角记为iM，从星F的轨道倾角记为iF，单位为度；因此，从星F与主星M之间的相对倾角记为Δi，即Δi＝iF-iM；在无摄动情况下iF＝iM，记为i标称；(五)纬度幅角主星M的纬度幅角记为uM，从星F的纬度幅角记为uF，单位为度；因此，从星F与主星M之间的相对纬度幅角记为Δu，即Δu＝uF-uM；(六)升交点赤经主星M的轨道升交点赤经记为ΩM，从星F的轨道升交点赤经记为ΩF，单位为度；因此，从星F与主星M之间的相对轨道升交点赤经记为ΔΩ，即ΔΩ＝ΩF-ΩM；在编队飞行过程中，主星M与从星F在主星轨道坐标系M-XMYMZM下的星间距表示为：Δx实际表示星间距在主星轨道坐标系M-XMYMZM的XM轴上的投影；Δy实际表示星间距在主星轨道坐标系M-XMYMZM的YM轴上的投影；Δz实际表示星间距在主星轨道坐标系M-XMYMZM的ZM轴上的投影；步骤三，制定星间距实际值与标称值之间的误差和相对轨道要素实际值与标称值之间的误差的映射关系。2.根据权利要求1所述的一种基于星间距离的相对轨道要素确定方法，其特征在于在步骤一中获取的多个星间距极值有：最大值最小值次大值和次最小值且3.根据权利要求1所述的一种基于星间距离的相对轨道要素确定方法，其特征在于：在步骤二中由于编队卫星径向相对运动远小于沿迹向和轨道面法向相对运动，则ZM轴上的投影取值为0，故所述M-XMYMZM简化为平面坐标系M-XMYM，式(2)简化为：依据两点间的距离公式，在时间采样点t采样采集的主星M与从星F之间的星间距为：故编队飞行对象中，当卫星在赤道位置时，星间距达到最大值；在南北两极时，星间距到达最小值；在其他位置时，星间距在最大值和最小值之间不断发生变化。4.根据权利要求1所述的一种基于星间距离的相对轨道要素确定方法，其特征在于：在步骤三中的无摄动情况下的星间距，即两颗星完全是在预先设定的标称轨道上运行，而不存在相对轨道...

【专利技术属性】
技术研发人员：徐明，何艳超，林名培，罗通，徐世杰，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11